ES2569345T3 - Dynamic limitation of inclinations of flight control monobloc surfaces during conditions of susceptibility of loss of lift - Google Patents

Abstract

Un avión (20, 30) que comprende superficies de control de vuelo monobloques (22, 24, 32, 34) y un controlador (102) para limitar dinámicamente las inclinaciones de dichas superficies de control de vuelo en el citado avión durante una condición de susceptibilidad de pérdida de sustentación, siendo dicho controlador operativo para obtener la velocidad aerodinámica verificada en tiempo real del citado avión, para obtener el ángulo de ataque (AOA) en tiempo real de dicho avión, para obtener el ángulo de derrape (AOS) en tiempo real del citado avión, para calcular los AOA y AOS locales en tiempo real de las citadas superficies de control de vuelo basándose en los parámetros del avión obtenidos, y para limitar dinámicamente la inclinación de cada una de las citadas superficies de control de vuelo independientemente, de tal manera que los AOA y AOS locales calculados en tiempo real de cada una de las citadas superficies de control de vuelo no excedan de los respectivos valores críticos locales.An aircraft (20, 30) comprising monobloc flight control surfaces (22, 24, 32, 34) and a controller (102) to dynamically limit the inclinations of said flight control surfaces on said aircraft during a condition of Susceptibility of loss of lift, said operating controller being to obtain the verified aerodynamic speed in real time of said aircraft, to obtain the real-time angle of attack (AOA) of said aircraft, to obtain the skid angle (AOS) in time of the said aircraft, to calculate the local AOA and AOS in real time of the aforementioned flight control surfaces based on the airplane parameters obtained, and to dynamically limit the inclination of each of the said flight control surfaces independently, such that the local AOA and AOS calculated in real time of each of the aforementioned flight control surfaces do not exceed the respective values s local critics.

Description

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DESCRIPCIONDESCRIPTION

Limitacion dinamica de inclinaciones de superficies monobloques de control de vuelo durante condiciones de susceptibilidad de perdida de sustentacion.Dynamic limitation of inclinations of monobloc surfaces of flight control during conditions of susceptibility of loss of sustainability.

Campo de la tecnica descritaField of the described technique

La tecnica descrita se refiere en general a aeronaves o aviones de cola en V con superficies monobloque de control de vuelo controladas automaticamente.The technique described generally refers to aircraft or V-tail aircraft with automatically controlled monoblock flight control surfaces.

Antecedentes de la tecnica descritaBackground of the described technique

Las aeronaves o aviones convencionales estan usualmente disenados en una configuracion de cola en T, en la que existen tres superficies de estabilizacion de cola en la parte trasera del avion, con dos estabilizadores horizontalmente orientados, montados a cada lado de un estabilizador orientado verticalmente, que se asemeja a la forma de la letra “T” cuando se ve desde las partes delantera o trasera. Una configuracion alternativa es la “cola en V”, tambien conocida como una “cola de mariposa”, en la que los tres estabilizadores de cola (dos horizontales y uno vertical) son sustituidos por dos estabilizadores inclinados, que se asemejan a la forma de la letra V, cuando se ven desde las partes delantera o trasera. Las superficies movibles de control de vuelo difieren entre estos dos tipos de aviones. Mientras que un avion de cola en T incluye “timones” y “elevadores” para controlar separadamente los movimientos de guinada e inclinacion, respectivamente, un avion de cola en V incluye “timones-elevadores” (“timonvadores”) que controlan los movimientos de guinada e inclinacion conjuntamente.Conventional aircraft or aircraft are usually designed in a T-tail configuration, in which there are three tail stabilization surfaces at the rear of the plane, with two horizontally oriented stabilizers, mounted on each side of a vertically oriented stabilizer, which It resembles the shape of the letter "T" when viewed from the front or rear. An alternative configuration is the "V tail", also known as a "butterfly tail", in which the three tail stabilizers (two horizontal and one vertical) are replaced by two inclined stabilizers, which resemble the shape of the letter V, when viewed from the front or rear. Movable flight control surfaces differ between these two types of aircraft. While a T-tail aircraft includes "rudders" and "elevators" to separately control the tilt and tilt movements, respectively, a V-tail aircraft includes "rudders-elevators" ("timonvadores") that control the movements of guinada and inclination together.

En un avion de cola en T, los timones estan montados en los bordes traseros a cada lado del estabilizador vertical (o “plano de deriva”), y los elevadores estan montados en los bordes traseros de cada uno de los estabilizadores horizontales (o “planos de cola”). En un avion de cola en V hay dos timones-elevadores montados en el borde trasero de los estabilizadores de cola izquierdo y derecho, respectivamente. Un avion de cola en T se inclina hacia abajo basculando ambos elevadores hacia abajo, dando lugar a presion inferior por encima de cada plano de cola y mayor presion por debajo, haciendo que los planos de cola se eleven y descienda el morro del avion. De manera correspondiente, cuando se elevan ambos elevadores, se reduce la presion por debajo de los planos de cola y aumenta por encima de ellos, haciendo que la cola del avion descienda y ascienda el morro. Un avion de cola en V se inclina hacia abajo basculando el timon-elevador izquierdo hacia abajo y hacia la izquierda y basculando el timon- elevador derecho hacia abajo y hacia la derecha, produciendo una fuerza total de elevacion de cola, mientras que las fuerzas resultantes de guinada izquierda y derecha se anulan entre sf De manera correspondiente, un avion de cola en V se inclina hacia arriba elevando el timon-elevador izquierdo hacia arriba y hacia la derecha y basculando el timon-elevador derecho hacia arriba y hacia la izquierda, produciendo una fuerza total hacia abajo sobre los estabilizadores de cola mientras que las fuerzas de guinada resultantes izquierda y derecha se anulan entre sfIn a T-tail aircraft, the rudders are mounted on the rear edges on each side of the vertical stabilizer (or "drift plane"), and the elevators are mounted on the rear edges of each of the horizontal stabilizers (or " tail planes ”). In a V-tail aircraft there are two rudders-elevators mounted on the rear edge of the left and right tail stabilizers, respectively. A T-tail plane tilts down by tilting both elevators down, resulting in lower pressure above each tail plane and greater pressure below, causing the tail planes to rise and lower the nose of the plane. Correspondingly, when both elevators are raised, the pressure is reduced below the tail planes and increases above them, causing the tail of the plane to descend and ascend the nose. A V-tail aircraft tilts down by tilting the left rudder down and to the left and tilting the right rudder down and to the right, producing a total tail lift force, while the resulting forces of left and right guinate cancel each other. Correspondingly, a V-tail aircraft tilts up by raising the left rudder up and to the right and tilting the right rudder up and to the left, producing a total downward force on the glue stabilizers while the resulting left and right guiding forces cancel each other out

Un avion de cola en T guina hacia la derecha basculando ambos timones hacia la derecha, dando lugar a mas baja presion en el lado izquierdo del plano de deriva y mas alta presion a la derecha, haciendo que la cola se mueva a la izquierda y el morro del avion a la derecha. De manera correspondiente, cuando ambos timones son hechos bascular hacia la izquierda, la presion se reduce en el lado derecho del plano de deriva y se eleva en el lado izquierdo, haciendo que la cola se mueve a la derecha y se eleve el morro del avion. Un avion de cola en V guina hacia la derecha basculando el timon-elevador izquierdo hacia arriba y hacia la derecha mientras se bascula el timon-elevador derecho hacia abajo y hacia la derecha, dando lugar a una fuerza global de cola a la derecha (haciendo que el morro del avion se mueva a la derecha), mientras que se anulan entre sf las fuerzas de inclinacion resultantes hacia arriba y hacia abajo. De manera correspondiente, un avion de cola en V guina hacia la izquierda basculando el timon-elevador izquierdo hacia abajo y hacia la izquierda mientras se bascula el timon-elevador derecho hacia arriba y a la izquierda, dando lugar a una fuerza total de cola hacia la izquierda (haciendo que el morro del avion se mueva a la izquierda) mientras las fuerzas de inclinacion resultantes hacia arriba y hacia abajo se anulan entre sfA T-tail aircraft guides to the right by tilting both rudders to the right, resulting in lower pressure on the left side of the drift plane and higher pressure on the right, causing the tail to move to the left and the nose of the plane to the right. Correspondingly, when both rudders are tilted to the left, the pressure is reduced on the right side of the drift plane and rises on the left side, causing the tail to move to the right and the nose of the plane is raised . A V-tail aircraft guides to the right by tilting the left rudder up and to the right while the right rudder is tilted down and to the right, giving rise to a global tail force to the right (making let the nose of the plane move to the right), while the resulting tilt forces up and down cancel each other out. Correspondingly, a V-tail aircraft glides to the left by tilting the left rudder down and to the left while the right rudder is tilted up and to the left, giving rise to a total tail force towards the left (causing the nose of the plane to move to the left) while the resulting tilt forces up and down cancel each other out

En general, un avion de cola en V tiene menos peso y produce menos resistencia al avance con respecto a un avion de cola en T, pero requiere un sistema de control mas complejo para manejar las superficies de control de vuelo y tambien adolece de estabilidad dinamica direccional reducida.In general, a V-tail aircraft has less weight and produces less resistance to advance with respect to a T-tail aircraft, but requires a more complex control system to handle the flight control surfaces and also suffers from dynamic stability. Directional reduced.

En algunos aviones, las superficies de control de vuelo estan formadas integralmente junto con las respectivas superficies estabilizadoras de cola, en lugar de estar formadas como un borde de cola movible separado. Se hace referencia a tal diseno como una configuracion “monobloque”.In some aircraft, the flight control surfaces are integrally formed together with the respective tail stabilizing surfaces, rather than being formed as a separate movable tail edge. This design is referred to as a "monoblock" configuration.

Los aviones tienen en general multiples superficies de control, cada una de las cuales se puede inclinar o bascular alrededor de un eje de rotacion diferente, para controlar diferentes tipos de movimientos del avion. Se hace ahora referencia a las figuras 1A, 1B y 1C. La figura 1A es una ilustracion esquematica en vista trasera de un timon- elevador de avion 10 de cola en T, de referencia 14, en una posicion centrada alrededor de un primer eje de rotacion, de referencia 18. La figura 1B es una ilustracion esquematica en vista trasera del timon-elevador 14 de la figura 1A girado en el sentido de las agujas del reloj. La figura 1C es una ilustracion esquematica en vista trasera del timon-elevador 14 de la figura 1A girado en sentido contrario a las agujas del reloj.Airplanes generally have multiple control surfaces, each of which can be tilted or tilted around a different axis of rotation, to control different types of aircraft movements. Reference is now made to Figures 1A, 1B and 1C. Figure 1A is a schematic illustration in rear view of a T-tail aircraft elevator 10, reference 14, in a position centered around a first rotation axis, reference 18. Figure 1B is a schematic illustration in rear view of the rudder-elevator 14 of Figure 1A rotated clockwise. Figure 1C is a schematic illustration in rear view of the helm-elevator 14 of Figure 1A rotated counterclockwise.

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Se hace referencia ahora a las figuras 2A, 2B y 2C. La figura 2A es una ilustracion esquematica en vista desde arriba de un avion de cola en V, de referencia 20, con timones-elevadores, de referencias 22 y 24, en posicion centrada alrededor de un segundo eje de rotacion de referencia 26. La figura 2B es una ilustracion esquematica en vista desde arriba del avion 20 de cola en V de la figura 2A con timones-elevadores 22, 24 girados en un primer sentido. En particular, ambos timones-elevadores 22, 24 estan basculados hacia la parte trasera del avion 20 (es decir, cuando se ven desde la parte superior del avion 20, el timon-elevador 22 esta basculado en el sentido de las agujas de reloj y el timon-elevador 24 esta basculado en el sentido contrario a las agujas del reloj). La figura 2C es una ilustracion esquematica en vista desde arriba del avion 10 de cola en V de la figura 2A con los timones- elevadores 22, 24 girados en un segundo sentido. En particular, ambos timones-elevadores 22, 24 estan basculados hacia la parte delantera del avion 20 (es decir, cuando se ven desde la parte superior del avion 20, el timon-elevador derecho 22 esta inclinado en el sentido contrario a las agujas del reloj y el timon-elevador izquierdo 24 esta inclinado en el sentido de las agujas del reloj.Reference is now made to Figures 2A, 2B and 2C. Figure 2A is a schematic illustration in top view of a V-tail aircraft, reference 20, with rudders, references 22 and 24, in a position centered around a second reference rotation axis 26. Figure 2B is a schematic illustration in top view of the V-tail aircraft 20 of Figure 2A with rudders-elevators 22, 24 rotated in a first direction. In particular, both rudders-elevators 22, 24 are tilted towards the rear of the plane 20 (i.e., when viewed from the top of the plane 20, the rudder-elevator 22 is tilted clockwise and the rudder-elevator 24 is tilted counterclockwise). Figure 2C is a schematic illustration from above of the V-tail aircraft 10 of Figure 2A with the rudders 22, 24 rotated in a second direction. In particular, both rudders-elevators 22, 24 are tilted towards the front of the plane 20 (that is, when viewed from the top of the plane 20, the right rudder-elevator 22 is tilted in the opposite direction to the needles of the plane clock and left rudder 24 is tilted clockwise.

Se hace referencia ahora a las figuras 3A, 3B y 3C. La figura 3A es una ilustracion esquematica en vista trasera de un avion de cola en V, de referencia 30, con timones-elevadores de referencias 32 y 34, un una posicion centrada alrededor de un tercer eje de rotacion, de referencia 36. La figura 3B es una ilustracion esquematica en vista trasera del avion 30 de cola en V de la figura 3A, con timones-elevadores 32, 34, girados en un primer sentido. En particular, ambos timones-elevadores 32, 34 estan basculados hacia arriba (es decir, cuando se ven desde la parte trasera del avion 30, el timon-elevador izquierdo 32 esta basculado en el sentido de las agujas del reloj y el timon-elevador derecho 34 esta basculado en sentido contrario a las agujas del reloj). La figura 3C es una ilustracion esquematica en vista trasera del avion 30 de cola en V de la figura 3A con timones-elevadores 32, 34 girados en un segundo sentido. En particular, ambos timones-elevadores 32, 34 estan inclinados hacia abajo (es decir, cuando se ven desde la parte trasera del avion 30, el timon-elevador izquierdo 32 esta basculado en el sentido contrario a las agujas del reloj y el timon-elevador derecho 34 esta basculado en el sentido de las agujas del reloj).Reference is now made to Figures 3A, 3B and 3C. Figure 3A is a schematic illustration in rear view of a V-tail aircraft, reference 30, with rudders-elevators of references 32 and 34, a position centered around a third axis of rotation, reference 36. Figure 3B is a schematic illustration in rear view of the V-tail aircraft 30 of Figure 3A, with rudders-elevators 32, 34, rotated in a first direction. In particular, both rudders-elevators 32, 34 are tilted upwards (that is, when viewed from the rear of the plane 30, the left rudder 32 is tilted clockwise and the rudder-elevator right 34 is tilted counterclockwise). Figure 3C is a schematic illustration in rear view of the V-tail aircraft 30 of Figure 3A with rudders-elevators 32, 34 rotated in a second direction. In particular, both rudders-elevators 32, 34 are inclined downwards (that is, when viewed from the rear of the plane 30, the left rudder 32 is tilted counterclockwise and the rudder). right lift 34 is tilted clockwise).

El “angulo de ataque (AOA)” de un avion se refiere al angulo agudo entre la cuerda de la superficie aerodinamica (es decir, ala del avion) y la direccion del flujo de aire relativo no perturbado, que es esencialmente el angulo entre la direccion del ala del avion y la direccion de su viaje. El “angulo de derrape de ala (AOS)” se refiere al angulo entre la lmea central del avion y el viento relativo, que se puede considerar el AOA direccional del avion. Un avion experimental perdida de sustentacion (stall) si el avion excede un valor conocido como el “angulo de ataque cntico”, que da lugar a un rapido descenso de fuerza ascensional causado por una separacion de flujo de aire de la superficie del ala. En una perdida de sustentacion, el ala no puede generar la fuerza ascensional adecuada para mantener el vuelo horizontal. El coeficiente de fuerza ascensional aumenta generalmente como una funcion del AOA hasta un punto maximo, despues del cual disminuye drasticamente. Este coeficiente de fuerza ascensional maxima corresponde al AOA cntico. Una perdida de sustentacion puede ocurrir a cualquier posicion de inclinacion o cualquier velocidad aerodinamica, pero usualmente ocurre cuando se reduce la velocidad aerodinamica por debajo de que se conoce como “velocidad de perdida de sustentacion no acelerada”.The "angle of attack (AOA)" of an airplane refers to the acute angle between the chord of the aerodynamic surface (ie, wing of the plane) and the direction of the relative undisturbed airflow, which is essentially the angle between the Airplane wing address and the direction of your trip. The "wing skid angle (AOS)" refers to the angle between the central plane of the plane and the relative wind, which can be considered the directional AOA of the plane. An experimental plane of loss of support (stall) if the plane exceeds a value known as the "angle of attack", which results in a rapid descent of ascending force caused by a separation of air flow from the wing surface. In a loss of support, the wing cannot generate adequate ascending force to maintain horizontal flight. The coefficient of ascensional force generally increases as a function of the AOA to a maximum point, after which it decreases dramatically. This maximum ascensional force coefficient corresponds to the quantum AOA. A loss of support can occur at any incline position or any aerodynamic speed, but usually occurs when the aerodynamic speed is reduced below what is known as "non-accelerated sustainment loss speed".

Cada avion de alas fijas tiene un AOA cntico unico espedfico al cual podna ocurrir la perdida de sustentacion. Este valor es usualmente estatico y esta predefinido antes del vuelo, de tal manera que el piloto y los sistemas de control de avion pueden evitar que se alcance el AOA cntico y por tanto evitar que se entre en perdida de sustentacion. El valor real del AOA cntico depende de varios parametros asociados con el diseno del avion (por ejemplo, perfil del ala, forma del ala en proyeccion horizontal, relacion de aspecto del ala), pero esta normalmente en el intervalo de 8°- 20°. Estos parametros pueden ser influidos por las condiciones atmosfericas. En particular, la temperatura y la humedad del entorno del vuelo pueden dar lugar a la formacion de hielo y a otras formas de precipitacion congelada sobre las superficies de las alas, lo que a su vez afectana al valor del AOA cntico predefinido, usualmente para limitar mas el AOA cntico. Se hace referencia ahora a la figura 4, que es un grafico, generalmente de referencia 50, que muestra el efecto del hielo acumulado sobre el coeficiente de fuerza ascensional de un avion de cola en V como una funcion del angulo de ataque. El eje y del grafico 50 representa el coeficiente de fuerza ascensional (Cl), mientras que el eje x del grafico 50 representa el angulo de ataque (a) en grados. El grafico 50 representa el coeficiente de fuerza ascensional como una funcion del angulo de ataque para colas en V con grados variables de hielo acumulado sobre sus superficies. La curva 52 representa una “cola en V limpia”, es decir, una sin acumulacion de hielo, mientras que las curvas 54, 56 y 58 representan respectivamente colas en V con hielo acumulado a un espesor de intervalos de aumento del 5% en la direccion de la cuerda.Each fixed-wing aircraft has a unique specific AOA to which the loss of sustainability could occur. This value is usually static and is predefined before the flight, so that the pilot and the aircraft control systems can prevent the achievement of the critical AOA and therefore prevent the loss of support. The actual value of the quantum AOA depends on several parameters associated with the design of the plane (for example, wing profile, shape of the wing in horizontal projection, aspect ratio of the wing), but is usually in the range of 8 ° - 20 ° . These parameters can be influenced by atmospheric conditions. In particular, the temperature and humidity of the flight environment may result in the formation of ice and other forms of frozen precipitation on the wing surfaces, which in turn will affect the value of the predefined quantum AOA, usually to limit more the scientific AOA. Reference is now made to Figure 4, which is a graph, generally of reference 50, showing the effect of accumulated ice on the coefficient of ascending force of a V-tail aircraft as a function of the angle of attack. The y-axis of graph 50 represents the coefficient of ascensional force (Cl), while the x-axis of graph 50 represents the angle of attack (a) in degrees. Graph 50 represents the coefficient of ascensional force as a function of the angle of attack for V-tails with varying degrees of ice accumulated on their surfaces. Curve 52 represents a "clean V-tail", that is, one without ice accumulation, while curves 54, 56 and 58 respectively represent V-tails with accumulated ice at a thickness of 5% increment intervals in the rope direction.

Algunos aviones estan equipados con mecanismo para la eliminacion del hielo de las alas, pero estos mecanismos no son siempre completamente fiables o totalmente efectivos, y pueden dejar todavfa una cierta cantidad de hielo. Ademas, las condiciones atmosfericas tienden a cambiar en tiempo real durante el vuelo real, y no se puede prever el tiempo con el 100% de fiabilidad. Es posible retener completamente la realizacion de vuelos durante condiciones atmosfericas que danan ligar a la acumulacion de hielo en la superficie de las alas, o modificar la ruta de vuelo para mitigar el efecto de estas condiciones atmosfericas, aunque estas soluciones no son siempre factibles o practicas. Se han de tener en cuenta consideraciones de seguridad en la definicion del AOA cntico particular que se utilizara durante el vuelo. En condiciones atmosfericas severas, tales como lluvia, nieve y hielo, el avion debe reducir la perdida de caractensticas aerodinamicas a un nivel tolerable y aumentar su margen de seguridad aerodinamica. Los vehfculos aereos no tripulados o sin piloto (UAV) son particularmente sensibles a condiciones atmosfericas con hielo, ya que tales aviones no estan normalmente equipados con mecanismos y recursos para tratar con tal escenario.Some aircraft are equipped with a mechanism for removing ice from the wings, but these mechanisms are not always completely reliable or totally effective, and can still leave a certain amount of ice. In addition, atmospheric conditions tend to change in real time during real flight, and weather cannot be predicted with 100% reliability. It is possible to completely retain the realization of flights during atmospheric conditions that damage the accumulation of ice on the surface of the wings, or modify the flight route to mitigate the effect of these atmospheric conditions, although these solutions are not always feasible or practical. . Safety considerations must be taken into account in the definition of the particular scientific AOA that will be used during the flight. In severe weather conditions, such as rain, snow and ice, the plane should reduce the loss of aerodynamic features to a tolerable level and increase its aerodynamic safety margin. Unmanned or unmanned aerial vehicles (UAVs) are particularly sensitive to weather conditions with ice, since such aircraft are not normally equipped with mechanisms and resources to deal with such a scenario.

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La patente U.S. No. 5.826.834, de Potter et al, titulada “Limitador auto-adaptativo para control automaticos de aproximacion y aterrizaje”, esta dirigida a un sistema de control de vuelo pasivo de fallo, para controlar la aproximacion y el aterrizaje de un avion. El sistema de control incluye un limitador de inclinacion en comunicacion con un piloto automatico. El limitador calcula un angulo estimado de trayectoria de vuelo basandose en datos de velocidad vertical y datos de velocidad horizontal del avion. El limitador calcula continuamente un angulo nominal de trayectoria de vuelo a partir del angulo estimado de trayectoria de vuelo durante una fase de seguimiento de la aproximacion/el aterrizaje hasta que se alcanza una altitud predeterminada y se fija el angulo nominal de trayectoria de vuelo. El limitador calcula continuamente una velocidad nominal vertical basandose en el angulo nominal de trayectoria de vuelo y en datos de velocidad horizontal, y ademas calcula continuamente un lfmite de velocidad vertical a partir de la velocidad nominal vertical y de datos de la altitud. El limitador calcula un valor de lfmite de inclinacion a partir del lfmite de velocidad vertical, de la velocidad vertical y de datos de inclinacion del avion. El piloto automatico limita la inclinacion del avion al valor lfmite de inclinacion, evitando asf que el avion se incline excesivamente hacia abajo y descienda por debajo de requisitos de certificacion de despeje del terreno.U.S. Patent No. 5,826,834, by Potter et al, entitled "Self-adaptive limiter for automatic approach and landing control", is directed to a passive flight control system for failure, to control the approach and landing of an aircraft. The control system includes a tilt limiter in communication with an autopilot. The limiter calculates an estimated flight path angle based on vertical velocity data and horizontal velocity data of the plane. The limiter continuously calculates a nominal flight path angle from the estimated flight path angle during an approach / landing tracking phase until a predetermined altitude is reached and the nominal flight path angle is set. The limiter continuously calculates a vertical nominal speed based on the nominal flight path angle and horizontal speed data, and also continuously calculates a vertical speed limit from the vertical nominal speed and altitude data. The limiter calculates a tilt limit value from the vertical speed limit, vertical speed and tilt data of the plane. The autopilot limits the inclination of the plane to the limit of inclination, thus preventing the plane from tilting excessively downwards and falling below the ground clearance certification requirements.

La patente de U.S. No. 6.253.126, de Palmer, titulada “Metodo y aparato para vigilancia y control de parametros de vuelo”, esta dirigida a la vigilancia de parametros de vuelo del avion, particularmente presiones de aire que actuan sobre varias superficies del avion. De acuerdo con un aspecto, el revestimiento del avion esta provisto de pequenas aberturas o lumbreras que estan conectadas por un conducto de presion de aire a sensores de presion. Las lumbreras son sensibles a los cambios de presion del aire asociados con el vuelo a diferentes velocidades. Las lumbreras estan tambien provistas de medios para detectar materias extranas (por ejemplo, partfculas de agua, vapor, lubricacion y fluidos de deshielo), de medios para evitar que se hiele la lumbrera y medios para descontaminar la lumbrera (por ejemplo un calentador de lumbrera y un volumen de sumidero). Las presiones del aire son medidas, registradas y almacenadas durante una primera condicion de vuelo y a continuacion durante una segunda condicion de vuelo. Las mediciones son comparadas y utilizadas para deducir datos de rendimiento aerodinamico (por ejemplo, angulo de ataque correcto y margen para perdida de sustentacion) y determinar como controlar correspondientemente el avion.U.S. Patent No. 6,253,126, by Palmer, entitled "Method and apparatus for surveillance and control of flight parameters", is directed to the monitoring of flight parameters of the plane, particularly air pressures acting on various surfaces of the plane. According to one aspect, the lining of the plane is provided with small openings or ports that are connected by an air pressure conduit to pressure sensors. The ports are sensitive to changes in air pressure associated with flight at different speeds. The ports are also provided with means for detecting foreign matter (for example, particles of water, steam, lubrication and melting fluids), with means for preventing the port from freezing and means for decontaminating the port (for example a port heater and a sump volume). Air pressures are measured, recorded and stored during a first flight condition and then during a second flight condition. The measurements are compared and used to deduce aerodynamic performance data (for example, correct angle of attack and margin for loss of support) and determine how to control the plane accordingly.

La publicacion de la solicitud de patente de U.S. No. 2009/0062973, de Caldeira et al, titulada “Sistema de proyeccion de perdida de sustentacion, oscilacion irregular (buffeting), baja velocidad y gran altitud”, esta dirigida a un sistema de control de vuelo de avion para proporcionar mas controles de velocidad. Las superficies de control del avion pueden ser accionadas para desplegarse hasta una cierta posicion por una orden de interceptor de piloto (dispositivo de entrada de piloto). El sistema de control vigila un conjunto de parametros de vuelo (por ejemplo, angulo de ataque, regimen de angulo de ataque, velocidad aerodinamica, regimen de velocidad aerodinamica, posicion de alerones, actitud de inclinacion, regimen de inclinacion, altura por encima del suelo, deteccion de hielo) y trata los datos para determinar si el avion esta operando dentro de un ambito permitido. Si el avion esta proximo a los lfmites del ambito, el sistema de control puede derivar la orden de interceptor de piloto para colocar automaticamente las superficies de control. El sistema de control puede proteger al avion de escenarios tales como velocidades bajas, elevada actitud, perdidas de sustentacion y oscilaciones irregulares.The publication of the U.S. patent application No. 2009/0062973, by Caldeira et al, entitled “System of projection of loss of support, irregular oscillation (buffeting), low speed and high altitude”, is aimed at a plane flight control system to provide more controls of speed. The plane control surfaces can be operated to be deployed to a certain position by a pilot interceptor order (pilot input device). The control system monitors a set of flight parameters (for example, angle of attack, angle of attack regime, aerodynamic speed, speed regime of aileron, aileron position, tilt attitude, tilt regime, height above ground , ice detection) and processes the data to determine if the plane is operating within an allowed area. If the aircraft is close to the limits of the scope, the control system can derive the pilot interceptor order to automatically place the control surfaces. The control system can protect the plane from scenarios such as low speeds, high attitude, loss of support and irregular oscillations.

Abzug, “V-tail Stalling at Combined Angles of Attack and Sideslip Information” (“Perdida de sustentacion de cola en V a angulos de ataque e informacion de derrape combinados”), J. Aircraft, Vol. 36, No. 4: Engineering Notes, 1999, pp. 729-731, describe el calculo del angulo de ataque (AOA) geometrico del panel de cola en V y el angulo de derrape (AOS) como una funcion de seis variables: AOA (a) del avion, AOS (p) del avion, angulo medio de la corriente de aire descendente (downwash) (e) de cola en V, angulo medio de deflexion lateral (sidewash) (a) de cola en V, angulo diedro (T) de cola en V y angulo de incidencia (8) de cola en V, para una cola en V de movimiento total. Los calculos son validos para que grandes valores de AOA y AOS soporten estudios de posible perdida de sustentacion de paneles. En un calculo de ejemplo de una aproximacion a aterrizaje para una cola de diedro en V de 30°, el panel izquierdo alcanzana un punto de perdida de sustentacion a un AOA de -12°, que se obtiene a un angulo de derrape derecho de 17°. Se vio que el AOS cntico para perdida de sustentacion de panel se reducfa en 3 grados cuando se supoma que el angulo de deflexion lateral aumentaba de 20% a 50% del AOS. Se vio que el AOS para perdida de sustentacion de panel se reducfa en 5 grados cuando el factor de corriente de aire descendente (£0) aumentaba de 4 a 8. Se encontro que la induccion del panel opuesto reduce el AOA del panel local de una cola en V en derrape por debajo de aquellos para el mismo AOA (es decir, elevando el AOA del panel al cual ocurrina la perdida de sustentacion), con relacion a la misma cola en V sin derrape. Inversamente, el flujo cruzado del panel sobre una cola en V en derrape disminuye el AOA del panel al cual ocurrina una perdida de sustentacion, con relacion a la misma cola en V sin derrape.Abzug, "V-tail Stalling at Combined Angles of Attack and Sideslip Information", J. Aircraft, Vol. 36, No. 4: Engineering Notes, 1999, pp. 729-731, describes the calculation of the geometric angle of attack (AOA) of the V-tail panel and the angle of skidding (AOS) as a function of six variables: AOA (a) of the plane, AOS (p) of the plane, mean angle of the downward air flow (downwash) (e) of the V-tail, mean angle of lateral deflection (sidewash) (a) of the V-tail, dihedral angle (T) of the V-tail and the angle of incidence (8 ) V-tail, for a full-motion V-tail. The calculations are valid so that large values of AOA and AOS support studies of possible loss of panel support. In an example calculation of a landing approach for a dihedral tail at V of 30 °, the left panel will reach a point of loss of support at an AOA of -12 °, which is obtained at a right skid angle of 17 °. It was seen that the critical AOS for loss of panel support was reduced by 3 degrees when it was assumed that the angle of lateral deflection increased from 20% to 50% of the AOS. It was found that the AOS for loss of panel support was reduced by 5 degrees when the downward air current factor (£ 0) increased from 4 to 8. It was found that the induction of the opposite panel reduces the AOA of the local panel of a V-tail in skidding below those for the same AOA (that is, raising the AOA of the panel to which the loss of support will occur), in relation to the same V-tail without skidding. Conversely, the cross flow of the panel on a V-tail in skidding decreases the AOA of the panel to which a loss of support will occur, in relation to the same V-tail without skidding.

Compendio de la tecnica descritaCompendium of the described technique

De acuerdo con un aspecto de la tecnica descrita, se proporciona por tanto un avion que incluye superficies de control de vuelo (FCS) monobloques y un controlador para limitar dinamicamente las inclinaciones de las superficies de control de vuelo durante una condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion. El controlador obtiene la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real del avion, obtiene el angulo de ataque (AOA) en tiempo real del avion, obtiene el angulo de derrape lateral (AOS) en tiempo real del avion, y calcula el AOA y el AOS locales en tiempo real de las superficies de control de vuelo, basandose en los parametros del avion obtenidos. El controlador limita dinamicamente la inclinacion de cada una de las superficies de control de vuelo con relacion a los valores cnticos de acuerdo con los AOA y AOS locales calculados en tiempo real, de cada una de las superficies de controlAccording to one aspect of the described technique, an aircraft is therefore provided that includes monobloc flight control surfaces (FCS) and a controller to dynamically limit the inclinations of the flight control surfaces during a condition of susceptibility of loss of lift. The controller obtains the verified aerodynamic speed in real time of the plane, obtains the angle of attack (AOA) in real time of the plane, obtains the angle of lateral skid (AOS) in real time of the plane, and calculates the local AOA and AOS real-time flight control surfaces, based on the parameters of the plane obtained. The controller dynamically limits the inclination of each of the flight control surfaces in relation to the critical values according to the local AOA and AOS calculated in real time, of each of the control surfaces

de vuelo. El avion puede ser un vehnculo aereo no tripulado (UAV). El avion puede ser un avion de cola en V. Las superficies de control de vuelo pueden incluir al menos un estabilizador de cola izquierdo y un estabilizador de cola derecho, que esten limitados dinamicamente de manera independiente. El avion puede incluir ademas sensores de temperatura y precipitacion para detectar condiciones atmosfericas actuales en el entorno del avion. La condicion de 5 susceptibilidad de perdida de sustentacion puede incluir condiciones de hielo.Of flight. The plane can be an unmanned aerial vehicle (UAV). The aircraft may be a V-tail aircraft. Flight control surfaces may include at least one left tail stabilizer and one right tail stabilizer, which are dynamically limited independently. The plane may also include temperature and precipitation sensors to detect current atmospheric conditions in the plane's environment. The condition of 5 susceptibility of loss of support may include ice conditions.

De acuerdo con otro aspecto de la tecnica descrita, se proporciona por tanto un metodo para limitar dinamicamente las inclinaciones de las superficies de control de vuelo (FCS) monobloques de un avion. El metodo incluye la operacion de activar la limitacion dinamica de las superficies de control de vuelo si se detecta una condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion en el entorno actual de un avion. El metodo incluye ademas las 10 operaciones de obtener la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real del avion, obtener el angulo de ataque (AOA) en tiempo real del avion, obtener el angulo de derrape (AOS) en tiempo real del avion, y calcular los AOA y AOS locales, en tiempo real, de las superficies de control de vuelo, basandose en los parametros obtenidos del avion. El metodo incluye ademas la operacion de limitar dinamicamente la inclinacion de cada una de las superficies de control de vuelo con relacion a los valores cnticos de acuerdo con los AOA y AOS locales, calculados en tiempo 15 real, de cada una de las superficies de control de vuelo. La velocidad aerodinamica del avion, verificada en tiempo real, puede ser medida usando un aparato de medicion del avion. Alternativamente, la velocidad aerodinamica del avion verificada en tiempo real, puede ser estimada si los datos de velocidad aerodinamica medida se consideran inapropiados. La estimacion se puede basar en la densidad, RPM del motor, valvula de estrangulacion medida, angulo de inclinacion medido y aceleracion del avion medida en el eje x usando un modelo de estado-espacio de 20 bucle abierto. El AOA del avion en tiempo real puede ser estimado en base a la aceleracion medida en el eje z y la velocidad aerodinamica verificada del avion. El AOA del avion en tiempo real se puede estimar basandose en la aceleracion medida en el eje y, velocidad aerodinamica real, velocidad aerodinamica verificada, velocidad de guinada y angulo de timon del avion. Los AOA y AOS locales en tiempo real de las superficies de control de vuelo pueden ser calculados mediante estimacion de los AOA y AOS locales basandose en el angulo de la corriente de 25 aire descendente de la FCS y angulo de corriente de aire descendente de FCS, promedios calculados previamente, el angulo diedro de FCS conocido y los componentes de la velocidad aerodinamica en los ejes del sistema de coordenadas del viento. El metodo puede incluir ademas la operacion de detectar condiciones atmosfericas actuales en el entrono del avion usando sensores de temperatura y precipitacion. El avion puede ser un vehnculo aereo no tripulado (UAV). El avion puede ser un avion de cola en V. La condicion de susceptibilidad a la perdida de 30 sustentacion puede incluir condiciones de hielo.According to another aspect of the described technique, a method is therefore provided to dynamically limit the inclinations of the flight control surfaces (FCS) monoblocks of an aircraft. The method includes the operation of activating the dynamic limitation of flight control surfaces if a condition of susceptibility to loss of sustainability is detected in the current environment of an aircraft. The method also includes the 10 operations of obtaining the aerodynamic speed verified in real time of the plane, obtaining the angle of attack (AOA) in real time of the plane, obtaining the angle of skidding (AOS) in real time of the plane, and calculating the AOA and local AOS, in real time, of the flight control surfaces, based on the parameters obtained from the plane. The method also includes the operation of dynamically limiting the inclination of each of the flight control surfaces in relation to the quantum values in accordance with the local AOA and AOS, calculated in real time, of each of the control surfaces Of flight. The aerodynamic speed of the plane, verified in real time, can be measured using an aircraft measuring device. Alternatively, the aerodynamic velocity of the aircraft verified in real time can be estimated if the measured aerodynamic velocity data is considered inappropriate. The estimate can be based on density, engine RPM, measured throttle valve, measured tilt angle and acceleration of the plane measured on the x axis using a 20-loop open-space state model. The AOA of the plane in real time can be estimated based on the acceleration measured on the z axis and the verified aerodynamic speed of the plane. The AOA of the plane in real time can be estimated based on the acceleration measured on the y-axis, real aerodynamic speed, verified aerodynamic speed, guiding speed and rudder angle of the plane. The real-time local AOA and AOS of the flight control surfaces can be calculated by estimating the local AOA and AOS based on the angle of the downstream air flow of the FCS and the descending air current angle of FCS, previously calculated averages, the dihedral angle of known FCS and the components of the aerodynamic velocity in the axes of the wind coordinate system. The method may also include the operation of detecting current atmospheric conditions in the plane's environment using temperature and precipitation sensors. The plane can be an unmanned aerial vehicle (UAV). The plane may be a V-tail aircraft. The condition of susceptibility to loss of support may include ice conditions.

Breve descripcion de los dibujos.Brief description of the drawings.

La tecnica descrita sera comprendida y apreciada mas completamente por la descripcion detallada que sigue, tomada en relacion con los dibujos, en los cuales:The described technique will be more fully understood and appreciated by the detailed description that follows, taken in relation to the drawings, in which:

La figura 1A es una ilustracion esquematica en vista trasera de un timon-elevador de avion de cola en V en una 35 posicion centrada alrededor de un primer eje de rotacion;Figure 1A is a schematic illustration in rear view of a V-tail aircraft elevator-elevator in a position centered around a first rotation axis;

La figura 1B es una ilustracion esquematica en vista trasera del timon-elevador de la figura 1A girado en el sentido de las agujas del reloj;Figure 1B is a schematic illustration in rear view of the helm-elevator of Figure 1A rotated clockwise;

La figura 1C es una ilustracion esquematica en vista trasera del timon-elevador de la figura 1A girado en el sentido contrario a las agujas del reloj;Figure 1C is a schematic illustration in rear view of the helm-elevator of Figure 1A rotated counterclockwise;

40 La figura 2A es una ilustracion esquematica en vista superior de un avion de cola en V con timones-elevadores en una posicion centrada alrededor de un segundo eje de rotacion;Figure 2A is a schematic illustration in top view of a V-tail aircraft with rudders-elevators in a position centered around a second axis of rotation;

La figura 2B es una ilustracion esquematica en vista superior del avion de cola en V de la figura 2A con timones- elevadores girados en un primer sentido;Figure 2B is a schematic illustration in top view of the V-tail aircraft of Figure 2A with rudders rotated in a first direction;

La figura 2C es una ilustracion esquematica en vista superior del avion de cola en V de la figura 2A con timones- 45 elevadores girados en un segundo sentido;Figure 2C is a schematic illustration in top view of the V-tail aircraft of Figure 2A with rudders-elevators rotated in a second direction;

La figura 3A es una ilustracion esquematica en vista trasera de un avion de cola en V con timones-elevadores en posicion centrada alrededor de un tercer eje de rotacion;Figure 3A is a schematic illustration in rear view of a V-tail aircraft with rudders-elevators in a position centered around a third axis of rotation;

La figura 3B es una ilustracion esquematica en vista trasera del avion de cola en V de la figura 3A con timones- elevadores girados en un primer sentido;Figure 3B is a schematic illustration in rear view of the V-tail aircraft of Figure 3A with rudders rotated in a first direction;

50 La figura 3C es una ilustracion esquematica en vista trasera del avion de cola en V de la figura 3A con timones- elevadores girados en un segundo sentido;Figure 3C is a schematic illustration in rear view of the V-tail aircraft of Figure 3A with rudders rotated in a second direction;

La figura 4 es un grafico que muestra el efecto del hielo acumulado sobre el coeficiente de fuerza ascensional del avion de cola en V como una funcion del angulo de ataque;Figure 4 is a graph showing the effect of accumulated ice on the coefficient of ascending force of the V-tail aircraft as a function of the angle of attack;

La figura 5 es un diagrama de bloques de un vefnculo aereo no tripulado (UAV) con una configuracion de cola en V,Figure 5 is a block diagram of an unmanned aerial vehicle (UAV) with a V-tail configuration,

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1010

15fifteen

20twenty

2525

3030

3535

4040

45Four. Five

50fifty

5555

construido y operativo de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita;constructed and operative in accordance with an embodiment of the described technique;

La figura 6 es un diagrama de bloques de un metodo para limitar dinamicamente la inclinacion de superficies monobloques de control de vuelo de un avion, operativas de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita;Figure 6 is a block diagram of a method for dynamically limiting the inclination of monobloc flight control surfaces of an aircraft, operative in accordance with an embodiment of the described technique;

La figura 7 es una ilustracion esquematica de una estructura de filtro complementaria usada para calcular una estimacion del angulo de derrape (AOS) del avion, operativa de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita;Figure 7 is a schematic illustration of a complementary filter structure used to calculate a skid angle (AOS) estimate of the plane, operative in accordance with an embodiment of the described technique;

La figura 8 es una ilustracion esquematica de una estructura de proceso para estimacion del angulo de derrape (AOS) del avion, operativa de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita; yFigure 8 is a schematic illustration of a process structure for estimating the angle of skidding (AOS) of the aircraft, operative in accordance with an embodiment of the described technique; Y

La figura 9 es una pluralidad de graficos que muestran el resultado de una simulacion de la limitacion dinamica del angulo de cola en V de la tecnica descrita en relacion con un UAV Hermes® 450.Figure 9 is a plurality of graphs showing the result of a simulation of the dynamic limitation of the V-tail angle of the technique described in relation to a Hermes® 450 UAV.

Descripcion detallada de las realizacionesDetailed description of the achievements

La tecnica descrita supera las desventajas de la tecnica anterior proporcionando un metodo para limitar dinamicamente las inclinaciones de las superficies monobloque de control del vuelo de un avion durante el vuelo en un escenario de susceptibilidad de perdida de sustentacion, tal como condiciones atmosfericas de hielo. La tecnica descrita mejora en el uso de una limitacion estatica en la inclinacion de las superficies de control para evitar la perdida de sustentacion, proporcionando una limitacion dinamica en tiempo real para el grado de inclinacion de cada una de las superficies de control de acuerdo con restricciones aerodinamicas. El seguimiento en tiempo real y la limitacion dinamica subsiguiente aplicada a cada superficie de control de vuelo individual proporciona finalmente al avion capacidad de maniobra mejorada. El metodo incluye detectar condiciones atmosfericas actuales y activar una limitacion dinamica de las superficies de control de vuelo del avion si se detecta una condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion. Se mide o estima la velocidad aerodinamica del avion verificada en tiempo real. Se mide o estima el angulo de ataque (AOA) del avion en tiempo real. Se mide o estima el angulo de derrape (AOS) del avion en tiempo real. Se calculan los AOA y AOS locales en tiempo real de las superficies de control a partir de parametros del avion. La inclinacion de las superficies de control se limita dinamicamente en base a los AOA y AOS locales calculados, aplicandose la limitacion independientemente a cada superficie de control (por ejemplo, estabilizador de cola izquierdo y estabilizador de cola derecho) de acuerdo con los parametros asociados con esa superficie de control concreta. La tecnica descrita es particularmente aplicable a vefuculos aereos no tripulados (UAV), concretamente aviones que incorporan control de vuelo automatico, pero es generalmente aplicable a otros tipos de aviones tambien. Ademas, la tecnica descrita es particularmente aplicable a aviones con configuracion de cola en V, pero es generalmente aplicable tambien a otros tipos de aviones (por ejemplo aviones de cola en T).The described technique overcomes the disadvantages of the prior art by providing a method to dynamically limit the inclinations of the monobloc surfaces of flight control of an airplane during the flight in a scenario of susceptibility of loss of support, such as atmospheric ice conditions. The described technique improves the use of a static limitation in the inclination of the control surfaces to avoid the loss of support, providing a dynamic limitation in real time for the degree of inclination of each of the control surfaces according to restrictions. aerodynamics The real-time tracking and subsequent dynamic limitation applied to each individual flight control surface finally provides the aircraft with improved maneuverability. The method includes detecting current atmospheric conditions and activating a dynamic limitation of the plane's flight control surfaces if a condition of susceptibility to loss of sustainability is detected. The aerodynamic speed of the verified aircraft is measured or estimated in real time. The angle of attack (AOA) of the aircraft is measured or estimated in real time. The angle of skidding (AOS) of the plane is measured or estimated in real time. Real-time local AOA and AOS of control surfaces are calculated from airplane parameters. The inclination of the control surfaces is dynamically limited based on the local AOA and AOS calculated, the limitation being applied independently to each control surface (for example, left tail stabilizer and right tail stabilizer) according to the parameters associated with that concrete control surface. The described technique is particularly applicable to unmanned aerial vehicles (UAVs), specifically airplanes that incorporate automatic flight control, but is generally applicable to other types of airplanes as well. In addition, the described technique is particularly applicable to aircraft with V-tail configuration, but is generally also applicable to other types of aircraft (for example T-tail aircraft).

La expresion superficies de control “monobloques”, y cualesquiera variaciones de las mismas, segun se usan en esta memoria, se refieren a superficies de control de vuelo que estan formadas integralmente junto con la respectiva superficie de estabilizador de ala o cola, es decir, en lugar de ser formadas como un borde trasero movible separado. A saber, el ala o cola esta asf formada en su totalidad y opera como una superficie de control de vuelo unitaria. Por ejemplo, en un avion de cola en V con superficies de control monobloques, el estabilizador de cola izquierdo y el timon-elevador izquierdo estan integrados en una superficie movible unica (rotativa alrededor de un primer eje de control), mientras que el estabilizador de cola derecho y el timon-elevador derecho estan similarmente integrados en una superficie movible unica (rotativa alrededor de un segundo eje de control), para controlar los movimientos de inclinacion y guinada.The term "monobloc" control surfaces, and any variations thereof, as used herein, refers to flight control surfaces that are integrally formed together with the respective wing or tail stabilizer surface, that is, instead of being formed as a separate movable rear edge. Namely, the wing or tail is thus fully formed and operates as a unit flight control surface. For example, in a V-tail aircraft with monobloc control surfaces, the left tail stabilizer and the left rudder are integrated into a single movable surface (rotating around a first control axis), while the stabilizer of Right tail and the right rudder-elevator are similarly integrated into a single movable surface (rotating around a second control axis), to control the tilting and guiding movements.

Los terminos “basculacion” e “inclinacion”, y cualesquiera variaciones de los mismos, se usan en esta memoria de manera intercambiable para referirse a la operacion de ajustar la alineacion de todo el plano de la superficie de control con relacion a un plano o eje de referencia dado o, alternativamente, la rotacion de todo el plano de la superficie de control alrededor de un plano/eje de referencia dado, es decir, de tal manera que el plano de la superficie de control define un angulo de inclinacion particular con respecto al plano/eje de referencia. Una tal operacion no da lugar a ninguna manipulacion de la forma o configuracion de la propia superficie de control (por ejemplo, a una torsion o deformacion de la misma).The terms "tilt" and "tilt", and any variations thereof, are used interchangeably herein to refer to the operation of adjusting the alignment of the entire plane of the control surface relative to a plane or axis. of reference given or, alternatively, the rotation of the entire plane of the control surface around a given reference plane / axis, that is, such that the plane of the control surface defines a particular angle of inclination with respect to to the reference plane / axis. Such an operation does not lead to any manipulation of the shape or configuration of the control surface itself (for example, to a torsion or deformation thereof).

La expresion “condiciones de hielo”, y cualesquiera variaciones de la misma, segun se usa en esta memoria, se refiere a condiciones que den lugar a la acumulacion de precipitacion congelada sobre las alas del avion y otras superficies del avion, que influyan sobre el angulo de ataque (AOA) cntico, en tiempo real, del avion (mas alla del cual en avion entrana en una perdida de sustentacion).The term "ice conditions", and any variations thereof, as used herein, refers to conditions that give rise to the accumulation of frozen precipitation on the wings of the plane and other surfaces of the plane, which influence the Angle of attack (AOA), in real time, of the plane (beyond which the plane enters a loss of support).

La expresion “condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion”, y cualesquiera variaciones de la misma, segun se usa en esta memoria, se refieren a cualquier situacion que haga que el AOA cntico del avion cambie, y/o cualquier situacion que aumente la probabilidad de que el avion entre en una perdida de sustentacion. Un tipo de condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion es condiciones de hielo (segun se han definido anteriormente).The term "condition of susceptibility of loss of sustainability", and any variations thereof, as used herein, refer to any situation that causes the plane's AOA to change, and / or any situation that increases the probability that the plane enters a loss of sustainability. One type of susceptibility condition of loss of sustainability is ice conditions (as defined above).

En lo que sigue se usaran las siguientes abreviaturas:In the following, the following abbreviations will be used:

UAV = Vefuculo Aereo no tripuladoUAV = Unmanned Aerial Vehicle

55

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15fifteen

20twenty

2525

3030

3535

4040

A/V = Vehnculo AereoA / V = Air Vehicle

ay = aceleracion segun el eje Y del A/V (coordenadas del cuerpo)ay = acceleration according to the Y axis of the A / V (body coordinates)

az = aceleracion segun el eje Z del A/V (coordenadas del cuerpo)az = acceleration according to the Z axis of the A / V (body coordinates)

b = envergadura del A/Vb = wingspan of the A / V

L = fuerza ascensionalL = ascensional force

m = masam = mass

p = regimen de balanceo del A/Vp = A / V balancing regime

r = regimen de guinada del A/Vr = A / V guinate regime

S = area de referencia del A/V Cl = coeficiente de fuerza ascensionalS = reference area of A / V Cl = coefficient of ascensional force

Clo = coeficiente de fuerza ascensional a angulo de ataque nuloClo = coefficient of ascensional force at zero angle of attack

Clo = pendiente del coeficiente de fuerza ascensionalClo = slope of the coefficient of ascensional force

Cy = coeficiente de fuerza total en el eje Y (coordenadas del cuerpo)Cy = total force coefficient on the Y axis (body coordinates)

Cyo = coeficiente de fuerza en el eje Y en equilibrioCyo = coefficient of force on the Y axis in equilibrium

CYp = coeficiente de fuerza en el eje Y debido al angulo de derrapeCYp = coefficient of force on the Y axis due to the angle of skidding

CYeo = coeficiente de fuerza en el eje Y debido al angulo del aleronCYeo = coefficient of force on the Y axis due to the angle of the aileron

Cyep = coeficiente de fuerza en el eje Y debido al angulo del timonCyep = coefficient of force on the Y axis due to the rudder angle

Cyp = coeficiente de fuerza en el eje Y debido al regimen de balanceoCyp = coefficient of force on the Y axis due to the rolling regime

CKp = coeficiente de fuerza en el eje Y debido al regimen de guinadaCKp = force coefficient on the Y axis due to the guinate regime

Vcas = velocidad aerodinamica verificadaVcas = verified aerodynamic speed

Vtas = Velocidad aerodinamica verdaderaVtas = true aerodynamic speed

a = AOA = Angulo de Ataquea = AOA = Attack Angle

p = AOS = Angulo de Derrapep = AOS = Skid Angle

po = Densidad del aire al nivel del marpo = Air density at sea level

£ = angulo medio de la corriente de aire descendente de cola en V£ = average angle of the V tail tail air stream

a = angulo de ataque de A/V (angulo entre norte verdadero y velocidad base)a = angle of attack of A / V (angle between true north and base speed)

Oq = angulo de deflexion lateral medio de cola en VOq = average lateral tail deflection angle in V

8 = angulo de control de cola en V8 = V-tail control angle

8a = angulo de aleron8a = aleron angle

8r = angulo del timon8r = rudder angle

r = angulo diedro de cola en Vr = dihedral tail angle in V

Se hace ahora referencia a la figura 5, que es un diagrama de bloques de un avion, generalmente de referencia 100, construido y operativo de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita. El avion 100 incluye un controlador 102, sensores 104 de temperatura y precipitacion, aparatos de medicion de parametros de vuelo (FPMA) 106, actuadores 108 de superficies de control de vuelo (FCS), y superficies de control de vuelo 110. Las FCS 110 incluyen un estabilizador de cola izquierdo 112 y un estabilizador de cola derecho 114. El FPMA 106 incluye al menos un tubo de pitot 116. El controlador 102 esta acoplado con los sensores 104 de temperatura y precipitacion, con el FPMA 106 y con los actuadores 108 de la FCS. Los actuadores 108 de la FCS estan acoplados ademas con el estabilizador de cola izquierdo112 y con el estabilizador de cola derecho 114.Reference is now made to Figure 5, which is a block diagram of an airplane, generally of reference 100, constructed and operative in accordance with an embodiment of the described technique. The aircraft 100 includes a controller 102, temperature and precipitation sensors 104, flight parameter measuring devices (FPMA) 106, actuators 108 of flight control surfaces (FCS), and flight control surfaces 110. FCS 110 they include a left tail stabilizer 112 and a right tail stabilizer 114. The FPMA 106 includes at least one pitot tube 116. The controller 102 is coupled with the temperature and precipitation sensors 104, with the FPMA 106 and with the actuators 108 of the FCS. The actuators 108 of the FCS are also coupled with the left tail stabilizer 112 and with the right tail stabilizer 114.

El avion es preferiblemente un UAV, por ejemplo un UAV del tipo de la serie Hermes® (tal como Hermes® 450 oThe plane is preferably a UAV, for example a UAV of the Hermes® series type (such as Hermes® 450 or

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50fifty

5555

Hermes® 900), que es un UAV que esta clasificado como una clase 1 (pequeno, ligero) de acuerdo con Rockwel RPV Flying Qualities Design Criteria (Criterios de diseno de calidades de vuelo Rockwell RPV). La estabilizacion y control longitudinal y lateral de un UAV Hermes® 450 se realizan usando dos superficies monobloque de control de cola en V. Por lo tanto, el avion 100 es preferiblemente un avion de cola en V, con superficies de control de vuelo monobloques.Hermes® 900), which is a UAV that is classified as a class 1 (small, light) in accordance with Rockwel RPV Flying Qualities Design Criteria (Rockwell RPV flight quality design criteria). The longitudinal and lateral stabilization and control of a Hermes® 450 UAV are performed using two V-tail monoblock control surfaces. Therefore, the aircraft 100 is preferably a V-tail aircraft, with monobloc flight control surfaces.

Se hace referencia ahora a la figura 6, que es un diagrama de bloques de un metodo para limitar dinamicamente las inclinaciones de las superficies de control de vuelo de un avion, operativo de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita. En la operacion 152 se detectan las condiciones atmosfericas usando sensores de temperatura y precipitacion. Haciendo referencia a la figura 5, los sensores 104 de temperatura y precipitacion detectan varios parametros del tiempo atmosferico (por ejemplo, temperatura, grado de precipitacion), para proporcionar una indicacion de las condiciones actuales del tiempo atmosferico en el entorno en el que esta actualmente situado el avion 100. El controlador 102 puede determinar opcionalmente un AOA cntico actualizado en tiempo real para el avion 100, que sea apropiado para las condiciones atmosfericas detectadas en tiempo real.Reference is now made to Figure 6, which is a block diagram of a method for dynamically limiting the inclinations of the flight control surfaces of an aircraft, operative in accordance with an embodiment of the described technique. In operation 152 the atmospheric conditions are detected using temperature and precipitation sensors. Referring to Figure 5, the temperature and precipitation sensors 104 detect various atmospheric time parameters (e.g. temperature, precipitation degree), to provide an indication of the current weather conditions in the environment in which it is currently the plane 100 is located. The controller 102 can optionally determine a real-time updated AOA for the plane 100, which is appropriate for the atmospheric conditions detected in real time.

En la operacion 154, se activa la limitacion dinamica de las superficies de control de vuelo del avion si se detecta una condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion. Haciendo referencia a la figura 5, si los parametros del tiempo atmosferico actual, detectados por los sensores 104 de temperatura y precipitacion, proporcionan una indicacion de condiciones de hielo en el entorno (por ejemplo, si los parametros detectados exceden algunos niveles de umbral predefinidos o cumplen algun criterio previamente definido), entonces el avion 100 activa la ejecucion de limitacion dinamica de superficies de control de vuelo 110 de acuerdo con las condiciones en tiempo real. Se apreciara que la limitacion dinamica puede ser activada tambien, en general, tras la deteccion de otros tipos de condiciones de susceptibilidad de perdida de sustentacion.In operation 154, the dynamic limitation of the flight control surfaces of the plane is activated if a condition of susceptibility to loss of sustainability is detected. Referring to Figure 5, if the current weather parameters, detected by temperature and precipitation sensors 104, provide an indication of ice conditions in the environment (for example, if the detected parameters exceed some predefined threshold levels or they meet some previously defined criteria), then the plane 100 activates the execution of dynamic limitation of flight control surfaces 110 according to the conditions in real time. It will be appreciated that dynamic limitation can also be activated, in general, upon detection of other types of conditions of susceptibility to loss of sustainability.

En la operacion 156 se obtiene la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real del avion. La operacion 156 puede ser ejecutada a traves de la operacion 158, en la que la velocidad aerodinamica del avion verificada en tiempo real se mide utilizando un aparato de medicion de velocidad aerodinamica, o, alternativamente, a traves de la operacion 160, en la que se estima la velocidad aerodinamica del avion verificada en tiempo real a partir de otros parametros de vuelo si es desechado el valor de la velocidad aerodinamica medida. Haciendo referencia a la figura 5, el tubo de pitot 116 adquiere mediciones de la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real del avion 100. Un tubo de pitot es un instrumento de medicion de presion que mide la velocidad de un flujo de fluido, y se usa comunmente para determinar la velocidad aerodinamica de un avion. El controlador 120 recibe las mediciones de la velocidad aerodinamica verificada adquiridas. Si se considera que las mediciones adquiridas por el tubo de pitot 116 son inadecuadas o insuficientemente fiables, entonces se desechan estas mediciones y se estima un valor actualizado de la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real. En ciertas situaciones, particularmente en condiciones de hielo, el tubo de pitot no proporciona mediciones fiables. Por ejemplo, si el avion 100 incluye multiples tubos de pitot 116 y existen discrepancias significativas entre las mediciones de la velocidad aerodinamica proporcionadas por cada uno de los tubos de pitot 116, entonces se consideran inutilizables estas mediciones y se realiza en su lugar un proceso de estimacion. El controlador 102 estima la velocidad aerodinamica verificada usando un observador de estado-espacio en bucle abierto con una componente de correccion heunstica (basada en datos de ensayos de vuelo). El modelo estado-espacio en bucle abierto utiliza como entrada los siguientes parametros de vuelo: densidad, RPM del motor, estrangulacion medida, angulo de inclinacion medido y aceleracion medida en el eje X. Estos parametros de vuelo son medidos por el FPMA 106 y transferidos al controlador 102. La densidad es calculada utilizando un sensor de presion estatica completamente redundante (por ejemplo, incluido en el FPMA 106), el cual fue ensayado y mostro funcionar bajo condiciones de hielo con elevada fiabilidad.In operation 156, the aerodynamic speed verified in real time of the plane is obtained. Operation 156 may be executed through operation 158, in which the aerodynamic velocity of the aircraft verified in real time is measured using an aerodynamic velocity measurement apparatus, or, alternatively, through operation 160, in which The aerodynamic velocity of the aircraft verified in real time is estimated from other flight parameters if the measured aerodynamic velocity value is discarded. Referring to FIG. 5, pitot tube 116 acquires real-time verified aerodynamic velocity measurements of plane 100. A pitot tube is a pressure measuring instrument that measures the velocity of a fluid flow, and is used commonly to determine the aerodynamic speed of an airplane. The controller 120 receives the verified aerodynamic velocity measurements acquired. If the measurements acquired by pitot tube 116 are considered inadequate or insufficiently reliable, then these measurements are discarded and an updated value of the verified aerodynamic speed is estimated in real time. In certain situations, particularly in ice conditions, the pitot tube does not provide reliable measurements. For example, if the aircraft 100 includes multiple pitot tubes 116 and there are significant discrepancies between the aerodynamic velocity measurements provided by each of the pitot tubes 116, then these measurements are considered unusable and a process of carrying out them is carried out instead. estimate. The controller 102 estimates the aerodynamic speed verified using an open-loop state-space observer with a heunstic correction component (based on flight test data). The open-loop state-space model uses the following flight parameters as input: density, motor RPM, measured throttling, measured tilt angle and acceleration measured on the X axis. These flight parameters are measured by FPMA 106 and transferred to controller 102. Density is calculated using a fully redundant static pressure sensor (for example, included in FPMA 106), which was tested and showed to operate under ice conditions with high reliability.

En la operacion 162 se obtiene el angulo de ataque (AOA) en tiempo real del avion. La operacion 162 puede ser ejecutada a traves de la operacion 164, en la que se mide el AOA del avion usando un aparato de medicion de AOA, o, alternativamente, por medio de la operacion 166, en la que se estima el AOA del avion a partir de otros parametros de vuelo si el valor de AOA medido es desechado. Haciendo referencia a la figura 5, un sensor de AOA u otro sensor apropiado del FPMA 106 adquiere mediciones del AOA en tiempo real del avion 100. El tubo de pitot 116 puede ser utilizado para obtener las mediciones de AOA. Si las mediciones adquiridas por el FPMA 106 se consideran inapropiadas o insuficientemente fiables (lo que es probable que ocurra durante condiciones de hielo), entonces se desechan estas mediciones y se estima un valor de AOA en tiempo real actualizado. En particular, el controlador 102 calcula directamente el aOa del avion 100 usando las siguientes ecuaciones:In operation 162, the real-time angle of attack (AOA) of the plane is obtained. Operation 162 can be executed through operation 164, in which the AOA of the plane is measured using an AOA measuring device, or, alternatively, by operation 166, in which the AOA of the plane is estimated from other flight parameters if the measured AOA value is discarded. Referring to Figure 5, an AOA sensor or other appropriate FPMA 106 sensor acquires real-time AOA measurements from the plane 100. The pitot tube 116 can be used to obtain the AOA measurements. If the measurements acquired by FPMA 106 are considered inappropriate or insufficiently reliable (which is likely to occur during ice conditions), then these measurements are discarded and an updated real-time AOA value is estimated. In particular, the controller 102 directly calculates the aOa of the plane 100 using the following equations:

1) L = 0,5 -p0 • VCAS • S • CL = m • az1) L = 0.5 -p0 • VCAS • S • CL = m • az

2) Va < a stall , CL = CL0 + CLa ' a2) Go <to stall, CL = CL0 + CLa 'a

^ a^ a

1 ~ m • az CL01 ~ m • az CL0

CLa 0,5 -Po • VCAS ■ S CLaCLa 0.5 -Po • VCAS ■ S CLa

Las ecuaciones (1) y (2) fueron obtenidas a partir de la base de datos aerodinamicos de un UAV Hermes® 450,Equations (1) and (2) were obtained from the aerodynamic database of a Hermes® 450 UAV,

1010

15fifteen

20twenty

2525

3030

3535

ex^dos de ensayos de tunel de viento y validados usando ensayos de vuelo. Si, por ejemplo, el avion 100 es un UAV tipo Hermes® 450, el AOA puede ser estimado usando la siguiente ecuacion:Ex ^ two of wind tunnel tests and validated using flight tests. If, for example, the aircraft 100 is a Hermes® 450 UAV, the AOA can be estimated using the following equation:

m • am • a

a = -1,9041 - 6,616a = -1,9041 - 6,616

V2V2

y CASand CAS

Suponiendo una base de datos aerodinamicos precisos, la unica fuente de error en esta estimacion surge de retardos y errores en la aceleracion en el eje Z y de las mediciones/estimaciones de la velocidad aerodinamica verificada.Assuming a precise aerodynamic database, the only source of error in this estimate arises from delays and errors in the acceleration on the Z axis and from the measurements / estimates of the verified aerodynamic speed.

En la operacion 168 se obtuvo el angulo de derrape (AOS) en tiempo real del avion. La operacion 168 puede ser ejecutada a traves de la operacion 170, en la que el AOS de avion es medido usando un aparato de medicion de AOS o, alternativamente, a traves de la operacion 172, en la que el AOS del avion es estimado a partir de otros parametros de vuelo si el valor de AOS medido es desechado. Haciendo referencia a la figura 5, un sensor de AOS u otro sensor apropiado del FPMA 106 adquiere mediciones del AOS en tiempo real del avion 100. El tubo de pitot 116 puede ser utilizado para obtener las mediciones de AOS. Si las mediciones obtenidas por el FPMA 106 se consideran inapropiadas o insuficientemente fiables (lo que es probable que ocurra durante condiciones de hielo), entonces estas mediciones son desechadas y se estima un valor de AOS en tiempo real actualizado. En particular, el controlador 102 calcula indirectamente el AOS del avion 100, basandose en una aproximacion calculada de la derivada del AOS y una aproximacion simplificada del propio AOS. El calculo directo del AOS del avion es problematico, ya que ciertas derivadas de estabilidad (Cyp, Cysr) son funciones del AOS, como es evidente de la siguiente ecuacion de fuerza a lo largo del eje y del avion:In operation 168, the drift angle (AOS) was obtained in real time from the plane. Operation 168 may be executed through operation 170, in which the plane's AOS is measured using an AOS measuring device or, alternatively, through operation 172, in which the plane's AOS is estimated at from other flight parameters if the measured AOS value is discarded. Referring to Figure 5, an AOS sensor or other appropriate FPMA 106 sensor acquires real-time AOS measurements from the plane 100. The pitot tube 116 can be used to obtain the AOS measurements. If the measurements obtained by FPMA 106 are considered inappropriate or insufficiently reliable (which is likely to occur during ice conditions), then these measurements are discarded and an updated real-time AOS value is estimated. In particular, the controller 102 indirectly calculates the AOS of the aircraft 100, based on a calculated approximation of the AOS derivative and a simplified approximation of the AOS itself. The direct calculation of the plane's AOS is problematic, since certain stability derivatives (Cyp, Cysr) are functions of the AOS, as is evident from the following force equation along the axis and the plane:

3) CY = CY0 + CYp ' P + CYSa ' Sa + CYSr ' Sr + ...3) CY = CY0 + CYp 'P + CYSa' Sa + CYSr 'Sr + ...

+ T-b— (C,r - p + C„-r)+ T-b— (C, r - p + C „-r)

2 ' VCAS2 'VCAS

Se hace ahora referencia a la figura 7, que es una ilustracion esquematica de una estructura de filtro complementaria, generalmente con la referencia 180, utilizada para calcular una estimacion del angulo de derrape (AOS) del avion, operativo de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita. La salida de la estructura de filtro complementaria 180 es la suma de una componente de respuesta de baja frecuencia y una componente de respuesta de alta frecuencia. La componente de respuesta de baja frecuencia es una aproximacion simplificada del AOS, que puede ser muy exacta inicialmente, pero que se desvfa a lo largo del tiempo. La componente de respuesta de alta frecuencia corresponde a la integracion sobre una aproximacion exacta de la derivada del AOS, que sena exacta solo a medida que transcurre el tiempo. Una suma correcta de estas dos componentes (es decir, mediante una seleccion correcta de Z) proporciona una estimacion adecuada del valor de AOS.Reference is now made to Figure 7, which is a schematic illustration of a complementary filter structure, generally with reference 180, used to calculate an angle of skid angle (AOS) of the plane, operative in accordance with an embodiment of the described technique. The output of the complementary filter structure 180 is the sum of a low frequency response component and a high frequency response component. The low frequency response component is a simplified approximation of the AOS, which may be very accurate initially, but which deviates over time. The high frequency response component corresponds to the integration on an exact approximation of the AOS derivative, which will be exact only as time passes. A correct sum of these two components (that is, by a correct selection of Z) provides an adequate estimate of the value of AOS.

Una aproximacion simplificada, pero precisa, de la derivada de AOS se calcula usando la siguiente ecuacion (suponiendo que a << n/2):A simplified but precise approximation of the AOS derivative is calculated using the following equation (assuming that a << n / 2):

aYOh

—-— r V—-— r V

y TASand TAS

Para obtener la aproximacion simplificada del AOS, la ecuacion (3) anterior se simplifica en la siguiente aproximacion basta (suponiendo que Cyp, Cys << 1):To obtain the simplified approximation of the AOS, the equation (3) above is simplified in the following approximation suffices (assuming that Cyp, Cys << 1):

4) p=a- (p-sen(a) + r -cos(a)4) p = a- (p-sen (a) + r -cos (a)

5) Cy5) Cy

m-aYmay

0,5 • Po ■VCAS'S0.5 • Po ■ VCAS'S

b-Cy- rb-Cy-r

2-V2-V

Yr ' + c p+ cYr '+ c p + c

' ^ ^ YSr'^ ^ YSr

• Sr• Mr

cC

-P-P

m-am-a

YY

0,5 • Po -Vcas-S0.5 • Po -Vcas-S

1one

b-C-y -rb-C-y -r

2-Vn2-Vn

CYSr -SrCYSr -Sr

en la que Cyp, C Sr y C se calcularon registrando varios vuelos del UAV en varias configuraciones (por ejemplo,in which Cyp, C Sr and C were calculated by registering several UAV flights in various configurations (for example,

peso y centro de gravedad) con un tubo de pitot que mide el AOS, y a continuacion usando tecnicas de optimizacion para deducir un conjunto de valores discretos para Cyp, Cysr y Cyr que minimiza la diferencia global entre el AOS medido y el AOS estimado. Se puede usar una orden de timon emitida de la FCS, filtrada para eliminar la consolidacion de estimacion tras el angulo (5r) de timon medido.weight and center of gravity) with a pitot tube that measures the AOS, and then using optimization techniques to deduce a set of discrete values for Cyp, Cysr and Cyr that minimizes the overall difference between the measured AOS and the estimated AOS. A rudder order issued from the FCS can be used, filtered to eliminate the estimate consolidation after the measured rudder angle (5r).

Las ecuaciones (4) y (5) anteriores se aplicaron entonces dentro de la estructura de filtro complementaria 180 paraEquations (4) and (5) above were then applied within the complementary filter structure 180 to

55

1010

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20twenty

2525

3030

proporcionar una estimacion exacta del AOS, ya que la aproximacion del AOS de filtro de paso bajo produce valores de AOS apropiados con error de estado constante que es anulado por la integracion filtrada en paso alto de la derivada de AOS. Se hace ahora referencia a la figura 8, que es una ilustracion esquematica de una estructura de proceso, generalmente con la referencia 190, para estimar el angulo de derrape (AOS) del avion, operativo de acuerdo con una realizacion de la tecnica descrita.provide an accurate estimate of the AOS, since the low-pass filter AOS approximation produces appropriate AOS values with constant state error that is overridden by the high-pass filtered integration of the AOS derivative. Reference is now made to Figure 8, which is a schematic illustration of a process structure, generally with reference 190, to estimate the angle of skidding (AOS) of the plane, operative in accordance with an embodiment of the described technique.

Haciendo de nuevo referencia a la figura 6, en la operacion 174 se calcula el angulo de ataque (AOA) local en tiempo real y el angulo de derrape (AOS) de las superficies de control de vuelo, basandose en los parametros del avion obtenidos. Haciendo referencia a la figura 5, el controlador 102 calcula el AOA local y el AOS local del estabilizador de cola izquierdo 112 y del estabilizador de cola derecho 114. Un sistema de coordenadas de FCS se define como sigue: el eje x es positivo hacia la direccion de avance en el plano de cuerda de la FCS, el eje z es positivo normal al plano de cuerda de la FCS y el eje y es positivo hacia la derecha. A continuacion se pueden ejecutar las siguientes cuatro rotaciones sucesivas para transformar desde el sistema de coordenadas del viento (en el cual han sido obtenidos el AOA y el AOS del avion) al sistema de coordenadas de la FCS, despreciando los efectos de la velocidad aerea de A/V:Referring again to Figure 6, in operation 174 the local real-time angle of attack (AOA) and skid angle (AOS) of the flight control surfaces are calculated, based on the parameters of the aircraft obtained. Referring to Figure 5, the controller 102 calculates the local AOA and the local AOS of the left tail stabilizer 112 and the right tail stabilizer 114. An FCS coordinate system is defined as follows: the x-axis is positive towards the Forward direction in the FCS string plane, the z axis is positive normal to the FCS string plane and the y axis is positive to the right. Then the following four successive rotations can be executed to transform from the wind coordinate system (in which the AOA and the AOS of the plane have been obtained) to the FCS coordinate system, disregarding the effects of the air velocity of AV:

1) Rotacion en p+Oai1) Rotation in p + Oai

2) Rotacion en a-£;2) Rotation in a- £;

3) Rotacion en T;3) Rotation in T;

4) Rotacion en 8; donde:4) Rotation in 8; where:

£ = el angulo medio de corriente de aire descendente en el respectivo estabilizador de cola; Oa = el angulo medio de derrape en el respectivo estabilizador de cola:£ = the average angle of downward air flow in the respective tail stabilizer; Oa = the average angle of skidding in the respective tail stabilizer:

T = el diedro del plano de la FCS (positivo para el panel izquierdo); y 8 = el angulo de control de la FCS (para un estabilizador de cola monobloque).T = the dihedral of the FCS plane (positive for the left panel); and 8 = the FCS control angle (for a monobloc tail stabilizer).

En forma de matriz, estas transformaciones se pueden representar como sigue:In matrix form, these transformations can be represented as follows:

VxVx

VV

VV

V-colaV-tail

cos(8)  cos (8)

0 - sen(8) 1 0 0 cos(a -s) 0 -sen(a -s)  0 - sen (8) 1 0 0 cos (a -s) 0 -sen (a -s)

0  0

1 0 0 cos(r) sen(r) >• 0 1  1 0 0 cos (r) sin (r)> • 0 1

0  0

sen(8)  sen (8)

0 cos(8) 0 - sen(r) cos(r) sen(a -s) 0 cos(a -s)  0 cos (8) 0 - sen (r) cos (r) sen (a -s) 0 cos (a -s)

cos(.P+°a)  cos (.P + ° a)

- sen(P+Oa ) 0 ' V ]  - sen (P + Oa) 0 'V]

sen(P+Oa )  sen (P + Oa)

C0SW+°a) 0 Vy >  C0SW + ° a) 0 Vy>

0  0

0 1 VZ , VIENTO  0 1 VZ, WIND

Los AOA y AOS locales de la FCS se pueden deducir ahora usando las siguientes relaciones:FCS local AOA and AOS can now be deduced using the following relationships:

aY -colaaY -cola

8 + tg8 + tg

rcos(r) • sen(a -s) • cos(fi + aa) cos(a -s) • cos(P + ea) sen(r) • sen(P + ea) v cos(a-s) • cos(fi+oa)rcos (r) • sen (a -s) • cos (fi + aa) cos (a -s) • cos (P + ea) sen (r) • sen (P + ea) v cos (as) • cos ( fi + oa)

55

1010

15fifteen

20twenty

2525

3030

pv-cola = sen - (cos(r) • sen(p + a) +...pv-tail = sen - (cos (r) • sen (p + a) + ...

sen(Y) • sen(a -s) • cos(P + s));sen (Y) • sen (a -s) • cos (P + s));

utilizando los valores promedio previamente calculados del angulo de la corriente de aire descendente de la FCS y del angulo de deflexion lateral de la FCS, usando el angulo diedro conocido de la FCS, y usando componentes de velocidad de la velocidad aerodinamica en los ejes del sistema de coordenadas del viento. Se apreciara que los valores calculados del AOA y AOS locales pueden ser asimetricos para cada lado de la FCS, por ejemplo, los valores para el estabilizador de cola izquierdo 112 pueden ser diferentes que los correspondientes al estabilizador de cola derecho 114.using the previously calculated average values of the angle of the descending air flow of the FCS and the angle of lateral deflection of the FCS, using the known dihedral angle of the FCS, and using aerodynamic velocity velocity components on the axes of the system of wind coordinates. It will be appreciated that the calculated values of the local AOA and AOS can be asymmetric for each side of the FCS, for example, the values for the left tail stabilizer 112 may be different than those corresponding to the right tail stabilizer 114.

En la operacion 176, la inclinacion de cada superficie de control es limitada dinamicamente de acuerdo con los AOA y AOS locales de superficie de control, calculados en tiempo real. Haciendo referencia a la figura 5, el controlador 102 envfa senales a los actuadores 108 de la FCS para limitar el grado de basculacion del estabilizador de cola izquierdo 112 y del estabilizador de cola derecho 114, de manera que los valores de AOA y AOS locales calculados en tiempo real, de estas superficies de control, estan suficientemente alejados de los valores cnticos de AOA y AOS (es decir, de acuerdo con exigencias de seguridad aerodinamicas). Se apreciara que estas limitaciones dinamicas se aplican asimetricamente a cada FCS relevante de acuerdo con los parametros asociados con esa superficie de control concreta (por ejemplo, la limitacion aplicada al estabilizador de cola izquierdo 112 puede ser diferente de la limitacion aplicada al estabilizador de cola derecho 114).In step 176, the inclination of each control surface is dynamically limited according to the local AOA and control surface AOS, calculated in real time. Referring to Figure 5, the controller 102 sends signals to the actuators 108 of the FCS to limit the degree of tilt of the left tail stabilizer 112 and the right tail stabilizer 114, such that the calculated local AOA and AOS values in real time, from these control surfaces, they are sufficiently far from the critical values of AOA and AOS (that is, according to aerodynamic safety requirements). It will be appreciated that these dynamic limitations are applied asymmetrically to each relevant FCS according to the parameters associated with that particular control surface (for example, the limitation applied to the left tail stabilizer 112 may be different from the limitation applied to the right tail stabilizer 114).

La tecnica descrita fue ensayada en un entorno de simulacion (demostracion de ensayos de vuelo) con una base de datos aerodinamicos basandose en varios ciclos en tunel de viento con hielo. Se hace referencia ahora a la figura 9, que es una pluralidad de graficos que muestran el resultado de una simulacion de la limitacion dinamica del angulo de cola en V de la tecnica descrita, en relacion con un UAV Hermes® 450. Una simulacion de 1 segundo unico en el canal l de inclinacion mientras el Hermes® 450 realiza un giro coordinado con un angulo de balanceo de 10°, se muestra en la figura 9 (altura = 2400 m, velocidad aerodinamica verificada = 60 kn; en la presencia de turbulencia del medio, de acuerdo con el modelo de turbulencia de Dryden). Como se puede verse en la figura 9, la limitacion dinamica del angulo de cola en V de la tecnica descrita limita el angulo de cola en V de tal manera que el AOA local permanece lejos de su lfmite de perdida de sustentacion (AOA de perdida de sustentacion = 10,5°, maximo AOA sin limitador = 8,9° en la cola en V izquierda, maximo AOA con limitador = 6,5° en la cola en V derecha). Ademas, las respuestas dinamicas del UAV (segun se puede apreciar de los AOA y AOS del Hermes® 450) son claramente mas satisfactorios con la limitacion dinamica del angulo de cola en V de la tecnica descrita.The described technique was tested in a simulation environment (flight test demonstration) with an aerodynamic database based on several cycles in wind tunnel with ice. Reference is now made to Figure 9, which is a plurality of graphs showing the result of a simulation of the dynamic limitation of the V-tail angle of the described technique, in relation to a Hermes® 450 UAV. A simulation of 1 second only in the tilt channel l while the Hermes® 450 performs a coordinated turn with a 10 ° swing angle, is shown in figure 9 (height = 2400 m, verified aerodynamic speed = 60 kn; in the presence of turbulence of the medium, according to Dryden's turbulence model). As can be seen in Figure 9, the dynamic limitation of the tail angle in V of the described technique limits the tail angle in V so that the local AOA remains far from its limit of loss of support (AOA of loss of support = 10.5 °, maximum AOA without limiter = 8.9 ° in the left V tail, maximum AOA with limiter = 6.5 ° in the right V tail). In addition, the dynamic responses of the UAV (as can be seen from the AOA and AOS of the Hermes® 450) are clearly more satisfactory with the dynamic limitation of the V-tail angle of the described technique.

Claims (16)

55 1010 15fifteen 20twenty 2525 3030 3535 4040 45Four. Five 50fifty REIVINDICACIONES 1. Un avion (20, 30) que comprende superficies de control de vuelo monobloques (22, 24, 32, 34) y un controlador (102) para limitar dinamicamente las inclinaciones de dichas superficies de control de vuelo en el citado avion durante una condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion, siendo dicho controlador operativo para obtener la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real del citado avion, para obtener el angulo de ataque (AOA) en tiempo real de dicho avion, para obtener el angulo de derrape (AOS) en tiempo real del citado avion, para calcular los AOA y AOS locales en tiempo real de las citadas superficies de control de vuelo basandose en los parametros del avion obtenidos, y para limitar dinamicamente la inclinacion de cada una de las citadas superficies de control de vuelo independientemente, de tal manera que los AOA y AOS locales calculados en tiempo real de cada una de las citadas superficies de control de vuelo no excedan de los respectivos valores cnticos locales.1. An airplane (20, 30) comprising monobloc flight control surfaces (22, 24, 32, 34) and a controller (102) to dynamically limit the inclinations of said flight control surfaces in said aircraft during a Susceptibility condition of loss of support, said operating controller being to obtain the verified aerodynamic speed in real time of said aircraft, to obtain the angle of attack (AOA) in real time of said plane, to obtain the angle of skidding (AOS) in real time of the mentioned plane, to calculate the local AOA and AOS in real time of the aforementioned flight control surfaces based on the parameters of the aircraft obtained, and to dynamically limit the inclination of each of the said flight control surfaces independently, in such a way that the local AOA and AOS calculated in real time of each of the aforementioned flight control surfaces do not exceed the respective crazy quantum values them. 2. El avion de la reivindicacion 1, en el que dicho avion es un vehnculo aereo no tripulado (UAV):2. The plane of claim 1, wherein said plane is an unmanned aerial vehicle (UAV): 3. El avion de la reivindicacion 1, en el que dicho avion es un avion de cola en V.3. The plane of claim 1, wherein said plane is a V-tail aircraft. 4. El avion de la reivindicacion 1, en el que dichas superficies de control de vuelo comprenden al menos un estabilizador de cola izquierdo y un estabilizador de cola derecho, que son limitados dinamicamente de manera independiente.4. The aircraft of claim 1, wherein said flight control surfaces comprise at least one left tail stabilizer and one right tail stabilizer, which are dynamically limited independently. 5. El avion de la reivindicacion 1, que comprende ademas sensores (104) de temperatura y de precipitacion acoplados a dicho controlador, siendo dichos sensores de temperatura y de precipitacion operativos para detectar condiciones atmosfericas actuales en el entorno del citado avion.5. The aircraft of claim 1, further comprising temperature and precipitation sensors (104) coupled to said controller, said temperature and precipitation sensors being operative to detect current atmospheric conditions in the environment of said aircraft. 6. El avion de la reivindicacion 1, en el que la citada condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion comprende condiciones de hielo.6. The plane of claim 1, wherein said condition of susceptibility of loss of support comprises ice conditions. 7. Un metodo para limitar dinamicamente las inclinaciones de las superficies monobloques de control de vuelo del avion segun una de las reivindicaciones precedentes, comprendiendo el metodos las operaciones de:7. A method for dynamically limiting the inclinations of the monobloc flight control surfaces of the aircraft according to one of the preceding claims, the method comprising the operations of: activar (154) la limitacion dinamica de dichas superficies de control de vuelo si se detecta una condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion en el entono actual del citado avion;activate (154) the dynamic limitation of said flight control surfaces if a condition of susceptibility of loss of support is detected in the current environment of said aircraft; obtener (156) la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real, de dicho avion;obtain (156) the aerodynamic speed verified in real time, of said aircraft; obtener (162) el angulo de ataque (AOA) en tiempo real del citado avion;obtain (162) the angle of attack (AOA) in real time of said aircraft; obtener (168) el angulo de derrape (AOS) en tiempo real del citado avion;obtain (168) the angle of skidding (AOS) in real time from said aircraft; obtener (174) los AOA y AOS locales en tiempo real de las citadas superficies de control de vuelo, basandose en los parametros obtenidos del avion; yobtain (174) real-time local AOA and AOS from the aforementioned flight control surfaces, based on the parameters obtained from the plane; Y limitar dinamicamente (176) la inclinacion de cada una de las citadas superficies de control de vuelo de manera independiente, de tal modo que los AOA y AOS locales calculados en tiempo real, de cada una de dichas superficies de control de vuelo, no excedan los respectivos valores cnticos locales.dynamically limit (176) the inclination of each of the aforementioned flight control surfaces independently, such that the local AOA and AOS calculated in real time, of each of said flight control surfaces, do not exceed respective local critical values. 8. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicha operacion de obtener la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real de dicho avion comprende medir la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real de dicho avion usando un aparato de medicion de la velocidad aerodinamica.8. The method of claim 7, wherein said operation of obtaining the verified aerodynamic speed in real time of said aircraft comprises measuring the aerodynamic velocity verified in real time of said aircraft using an aerodynamic velocity measurement apparatus. 9. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicha operacion de obtener la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real comprende estimar la velocidad aerodinamica verificada en tiempo real de dicho avion si los datos de la velocidad aerodinamica medida se consideran inapropiados.9. The method of claim 7, wherein said operation of obtaining the verified aerodynamic velocity in real time comprises estimating the aerodynamic velocity verified in real time of said aircraft if the measured aerodynamic velocity data is considered inappropriate. 10. El metodo de la reivindicacion 9, en el que dicha estimacion esta basada en la densidad, las RPM del motor, la estrangulacion de valvula medida, el angulo de inclinacion medido y la aceleracion medida en el eje x de dicho avion, usando un modelo estado-espacio en bucle abierto.10. The method of claim 9, wherein said estimate is based on density, engine RPM, measured valve throttling, measured tilt angle and acceleration measured on the x axis of said plane, using a Open-loop state-space model. 11. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicha operacion de obtener el AOA en tiempo reala de dicho avion comprende estimar dicho AOA basandose en la aceleracion medida en el eje z y la velocidad aerodinamica verificada de dicho avion.11. The method of claim 7, wherein said operation of obtaining the AOA in real time of said plane comprises estimating said AOA based on the acceleration measured on the z axis and the verified aerodynamic speed of said plane. 12. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicha operacion de obtener el AOS en tiempo real de dicho avion comprende estimar dicho AOS basandose en la aceleracion medida en el eje y, la verdadera velocidad aerodinamica, la velocidad aerodinamica verificada, el regimen de guinada y el angulo de timon de dicho avion.12. The method of claim 7, wherein said operation of obtaining the real-time AOS of said aircraft comprises estimating said AOS based on the acceleration measured on the y-axis, the true aerodynamic speed, the verified aerodynamic speed, the regime of guinada and the rudder angle of said plane. 13. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicha operacion de calcular el AOA y el AOS locales en tiempo real de las citadas superficies de control de vuelo comprende estimar dichos AOA y aOs locales basandose en el angulo promedio de corriente de aire descendente de las FCS, previamente calculado, y el angulo de deflexion13. The method of claim 7, wherein said operation of calculating the real-time local AOA and AOS of said flight control surfaces comprises estimating said local AOA and years based on the average angle of downward air flow of the FCS, previously calculated, and the angle of deflection lateral de las FCS, conocido el angulo diedro de las FCS, y las componentes de velocidad de la velocidad aerodinamica en los ejes del sistema de coordenadas del viento.lateral of the FCS, known as the dihedral angle of the FCS, and the velocity components of the aerodynamic velocity on the axes of the wind coordinate system. 14. El metodo de la reivindicacion 7, que comprende ademas la operacion de detectar las condiciones atmosfericas actuales en el entorno del citado avion usando sensores de temperatura y de precipitacion.14. The method of claim 7, further comprising the operation of detecting current atmospheric conditions in the environment of said aircraft using temperature and precipitation sensors. 5 15. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicho avion es un vehnculo aereo no tripulado (UAV).The method of claim 7, wherein said plane is an unmanned aerial vehicle (UAV). 16. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicho avion es un avion de cola en V.16. The method of claim 7, wherein said plane is a V-tail aircraft. 17. El metodo de la reivindicacion 7, en el que dicha condicion de susceptibilidad de perdida de sustentacion comprende condiciones de hielo.17. The method of claim 7, wherein said condition of susceptibility to loss of support comprises ice conditions.